基于学习进阶的中高职一体化课程设计研究——以汽车发动机构造与检修课为例

中高职一体化是一种推进中高职衔接、加强中高职贯通的培养模式。对现有中高职一体化研究现状分析,初步探明由于缺乏理论指导,当前中高职一体化课程存在课程内容重复、教学方式单一、学生学习积极性差等问题。以OECD学习框架2030、学习进阶理论、社会分工理论为基础构建了基于学习进阶的中高职一体化课程设计模型。选取汽车检测与维修技术专业核心课程“汽车发动机构造与检修”,从学习进阶理论的五大要素进阶终点、进阶维度、成就水平、学业表现和评测工具进行中高职一体化课程设计,提出实施建议,以期实现中高职一体化由形式上的合作走向内涵式融合发展。

涡轴发动机与直升机一体化设计关键问题浅析

随着时代的快速发展,科学技术水平在不断进步。涡轴发动机与直升机一体化设计是航空工业的重要发展方向,但其设计过程中存在诸多关键问题。本文详细分析了这些问题,并提出了相应的解决方案。包括结构优化、系统集成、热管理、振动与噪音控制以及电子控制系统的集成与优化等方面。通过引入智能控制算法和先进的设计理念,可以有效提高直升机的性能和可靠性。

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-优化设计

利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下,预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计,具有很好的工程实用价值。

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-约束分析与任务分析

利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型并给出了算例和分析。简述了飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的重量组成以及涡扇发动机模型。利用客机/货机升阻特性的预测方法对亚声速飞航导弹的升阻特性进行预测,并给出了合理的修正。利用经验的预测方法对亚声速飞航导弹的空重比进行预测。对飞航导弹的约束分析计算结果和任务分析计算结果表明,建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的,具有很好的工程实用价值。

机动飞机／发动机设计参数的一体化选择

发展了一种机动飞机／发动机设计参数的一体化选择方法和软件。根据机动飞机的飞行任务要求，确定设计目标和约束，其中包括飞机性能约束和发动机部件设计约束，并以此对飞机的主要设计参数和发动机循环参数进行一体化优选。该软件由飞机几何、飞机质量、飞机气动性能、发动机非安装和安装性能、发动机质量和外廓尺寸、飞机性能、优化等模块组成。此软件已应用于已有机动飞机／发动机的改型方案论证和未来高机动飞机／发动机方案的分析研究，本文给出部分计算实例。使用此软件的经验表明，计算结果合理，计算精度和所需时间适合于飞机／发动机系统方案论证和初步设计。

固体火箭冲压发动机导弹一体化遗传算法优化设计

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解 ,适合工程优化设计要求。研究以固体火箭冲压发动机为动力的导弹的总体方案设计 ,探讨采用遗传算法实现冲压发动机导弹一体化优化设计 ,给出满足战术技术指标的最优总体方案和冲压发动机方案。算例表明 ,遗传算法是用于固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计的很好的优化算法。通过一体化优化设计 ,可以提高冲压发动机和导弹的总体性能。

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。

超燃冲压发动机一体化设计与优化方法研究

建立了超燃冲压发动机一体化设计的优化模型,研究了超燃冲压发动机在总体性能要求与约束条件下,进气道、燃烧室(含隔离段)、尾喷管之间的性能匹配和参数优化。针对将计算流体力学(CFD)方法应用到优化设计过程中所带来的运算量巨大的问题,引入了基于PVM(并行虚拟机)的遗传算法,为包含有复杂流场计算过程的优化设计问题提出了一条易于实现并经济、可靠的解决途径。

固体火箭冲压发动机一体化CAD系统设计

针对固体火箭冲压发动机的特点 ,研制了固体火箭冲压发动机 CAD软件 ,该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证 ,预估发动机的主要结构尺寸和发动机的整体性能。本文以一假想的空 -空弹用固冲发动机方案设计为例 ,介绍固冲发动机设计步骤和软件系统的特点。

飞/发性能一体化技术在航空发动机设计中的应用

分析了国内外飞/发性能一体化设计技术的发展,中国现处于飞机和发动机双方通过协调确定各自技术状态阶段,尚未开展系统一体化设计。详细阐述了前机身、进气道与发动机在流场、流量及隐身性能,发动机尾喷管与飞机后机身在安装性能、隐身性能,飞机功率提取、环控引气与飞/发性能、稳定性等一体化设计技术的研究内容。详细分析了在航空发动机研制中应用飞/发性能一体化技术的主要关注点,并指出了飞/发一体化设计技术推广应用的方向。

重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构一体化拓扑优化设计

运载火箭发动机机架与舱段传力结构主要负责将发动机的推力载荷有效传递至箭体壳段,是火箭结构系统中的关键部位。为充分考虑重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构之间的耦合影响,寻找合理的传力路径并实现结构高效承载,对其开展了联合最优传力路径分析及结构优化设计。考虑变形、质量、设计空间、制造约束等设计要求,以整体刚度最大化为目标,建立了火箭发动机机架与舱段传力结构的优化模型,开展了一体化优化设计工作;讨论了发动机机架与舱段传力结构间的连接区域参数对整体结构设计的影响,给出了相关设计建议。

冲压发动机导弹轨迹/总体参数一体化优化设计

对以冲压发动机为动力导弹的轨迹/总体参数一体化优化设计问题进行了研究。建立了一体化优化的相关数学模型,提出采用高斯伪谱法将一体化优化中的轨迹最优控制问题参数化,然后用序列二次规划方法求解该一体化优化问题。仿真结果表明,经过一体化优化设计,起飞质量比不考虑轨迹优化的方案减少了4.06%。总体参数优化结合轨迹优化最大程度地挖掘了导弹总体设计的潜力,提高了总体性能。其结果可为冲压发动机导弹总体优化设计研究提供理论参考。

高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计研究

开展了高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计方法的研究。以多目标遗传算法为优化方法,采用一维流动模型计算性能指标,对机身下壁面前体和后体型线进行了优化设计,得到了Pareto最优前沿面。计算结果表明该方法可大大提高机身/发动机的匹配水平,获得高性能的设计方案。该方法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。

基于多方法协作优化方法的非壅塞式固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计

固体火箭冲压发动机和导弹性能相互之间紧密耦合。从导弹总体方案设计阶段引入一体化设计思想,能充分发挥和协调好固体火箭冲压发动机和导弹的性能,提高了导弹的总体设计水平。采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。算例表明,采用该多方法协作优化方法进行一体化优化设计,可以协调导弹的总体参数,提高导弹的总体性能。

喷水预冷却发动机与导弹一体化设计

以一种高声速导弹作为应用对象,计算了喷水预冷却发动机的安装特性,建立了导弹/喷水预冷却发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型,给出了高超声速导弹的升阻特性的确定方法,结合任务剖面、导弹的重量组成以及发动机模型,取爬升率为100m/s,80m/s和50m/s对导弹的爬升和加速任务段进行约束分析,选择巡航马赫数为4.0,5.0和6.0三种情况进行了导弹任务分析。计算结果表明,建立的导弹/发动机一体化约束分析与任务分析模型合理,当巡航马赫数小于5.0时,虽然装备喷水预冷却发动机与亚燃冲压发动机的导弹相比爬升率和加速度较低,但是导弹射程却有较大幅度的提高,因而在高声速导弹的应用是可行的。

战术地地导弹弹道／固体火箭发动机一体化设计与仿真研究

给出近程战述地地导弹弹道／团体火箭发动机一体化优化设计的数学模型、设计方法与数值优化算法等。并针对某地地导弹，作了大量的弹道仿真，得到了弹道与发动机的最优匹配，使起飞总重明显下降。

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。

固体冲压发动机+BTT导弹一体化设计问题讨论

介绍了固体冲压发动机的主要性能,分析了BTT控制的起因、优点以及要解决的问题,最后通过讨论导弹总体设计和发动机设计的相互制约和相互影响,研究了固体冲压发动机+BTT控制的空空导弹一体化设计问题。

固体火箭冲压发动机设计计算一体化

为了简化固体火箭冲压发动机的设计过程,减少工作量,基于AC IS几何造型平台开发了固体火箭冲压发动机的三维CAD软件,该软件能预估固冲发动机主要部件的结构尺寸和发动机性能并实现了图形的实时显示,使该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证。为了验证该软件设计结果的准确性,对某设计点的进气道和补燃室的流场进行了数值仿真。结果表明:数值仿真结果在一定程度上与设计值吻合较好,验证了设计方法的有效性。与国内相同类型软件相比较,该软件的性能计算准确性高,CAD图形处理能力强,实现了固体火箭冲压发动机的参数化设计、计算一体化。

整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计专家系统

根据整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计领域的研究特点、现状 ,首次提出了以专家系统、数据库技术为核心的软件解决方案。在此基础上研究了辅助参数决定 ,自动查询数据库 ,监控计算等专家系统应用的具体环节 ,并提供了计算的实例和结果。